Als letzte Variante der „klassischen“ Atlas-Rakete wurde von Lockheed-Martin die Atlas IIAS realisiert. Zum Transport schwererer Nutzlasten rüstete man das Modell Atlas IIA mit vier Castor IV Feststoffboostern aus, wie sie bereits bei der konkurrierenden Delta II eingesetzt wurden. Der Vorteil dieses Verfahren besteht darin, daß insbesondere die dichteren Atmosphärenschichten rasch durchquert werden, so daß die Haupttriebwerke im zunehmenden Vakuum der Hochatmosphäre effektiv eingesetzt werden können. Für die Aufnahme der Booster wurde die Zellenstruktur der Starttriebwerke der Atlas-Erststufe verstärkt und im Tankbereich ein neues Ringsegment eingefügt, das über die dortigen Befestigungspunkte die Kräfte der Booster auf die gesamte Zelle übertrug. Die Zündsequenz der beiden Feststoffbooster-Paare wurden analog zum Einsatz bei der Delta II gewählt. Zwei zündeten am Boden („ground lit“), die beiden anderen nach deren Brennschluß („air lit“). In der Atlas-Grundstufe fand weiterhin der für die Atlas IIA modernisierte MA-5 A Verwendung. Das 1½-stufige Konzept der Atlas hatte weiter Bestand, das Boostertriebwerk arbeitete mit zwei Brennkammern, die in zwei außenliegenden Blöcken installiert waren. Nach deren Brennschluß und der pneumatisch initiierten Abtrennung arbeitete das sogenannte „Sustainer“ oder Marschtriebwerk weiter. Die Steuerung der Rakete übernahm in dieser Flugphase ein Hydrauliksystem, mit dem die Triebwerke geschwenkt werden konnten. Die Centaur-Oberstufe verfügte über wahlweise zwei Triebwerke RL10 A-4 oder RL10 A-4 – 1 . Diese verfügten über verlängerbare Entspannungsdüsen, was eine bessere Leistungscharakteristik im Vakuum bewirkte, ohne daß die Baulänge der Stufe wuchs. In der Stufe war auch das Inertiallenksystem untergebracht, das die Steuerung der gesamten Rakete übernahm. Auch in der Centaur wurden die Triebwerke zu diesem Zweck hydraulisch geschwenkt. Dazu kamen 12 Hydrazin-Triebwerke mit je 27 N Schub. Zwischen Atlas– und Centaurstufe befand sich ein Stufenadapter, in den das Triebwerk der Centaur hineinragte. Diese Sektion beherbergte aber auch das System zur Rollkontrolle der Atlas. Die Nutzlastverkleidung der Atlas IIA und Atlas IIAS stand in drei Varianten zur Verfügung. Konstruktiv waren alle in Form von zwei Aluminium-Halbschalen ausgelegt.
Die Atlas IIAS konnte von Lockheed Martin und dem Startanbieter International Launch Services sehr erfolgreich vermarktet werden. Als ihr Einsatz 2004 nach 30 Starts endete, ging zugleich eine eindrucksvolle Serie von 30 erfolgreichen Einsätzen zu Ende.
Gesamtsystem | |
Nation | USA |
Bezeichnung(en) | Atlas-IIAS, Atlas-2AS |
Entwicklungszeitraum | |
erster Start | 15.12.1993 |
Einsatzzeitraum | 1993 – 2004 |
Stufenzahl | 2½ + 4 Feststoffbooster |
Gesamthöhe | ca. 47,4 m |
Basisdurchmesser | 3,05 m |
max. Nutzmasse | 8.618 kg (185 km Kreisbahn@28,5°) 3.719 kg (GTO 167 × 35.786 km@27,0°) |
Leermasse | |
Treibstoffmasse | |
Startmasse | 237.521 kg |
Startschub | ca. 3.050 kN |
Feststoff-Starthilfen | |
Hersteller | |
Bezeichnung(en) | „Castor IVA“ |
Länge | 11,16 m |
max. Durchmesser | 1,02 m |
Leermasse | ? |
Treibstoffmasse | ? |
Gesamtmasse | 4×11.567 kg |
Antrieb | je 1 Feststofftriebwerk Thiokol TX-780 |
Treibstoff | Feststoff HTPB TP-H8299 |
Startschub | 4×434 kN |
spezifischer Impuls (Seehöhe) | 238 s |
Brenndauer | 56 s |
1. Stufe | |
Hersteller | Lockheed Martin Space Systems |
Bezeichnung(en) | |
Länge inkl. Stufenadapter | 28,89 m |
max. Durchmesser | 3,05 m |
Leermasse inkl. Stufenadapter | ca. 11.245 kg |
Treibstoffmasse | ca. 156.400 kg |
Gesamtmasse inkl. Stufenadapter | ca. 167.600 kg |
Antrieb | 1 Flüssigkeitstriebwerk Rocketdyne MA-5 A |
Treibstoff | Kerosin RP-1 + Flüssigsauerstoff |
Starttriebwerke | 2×RS-56 OBA |
Gesamt-Startschub | 1.854 kN |
spezifischer Impuls (Seehöhe) | 262 s |
Brenndauer | 163 s |
Marschtriebwerk | 1×RS-56 OSA |
Startschub | 266 kN |
spezifischer Impuls (Seehöhe) | 216 s |
Brenndauer | 289 s |
2. Stufe | |
Hersteller | Lockheed Martin Space Systems |
Bezeichnung(en) | Centaur D-2 A |
Länge mit Gerätesektion | 10,06 m |
max. Durchmesser | 3,05 m |
Leermasse | 1.840 kg |
Treibstoffmasse | 16.930 kg |
Gesamtmasse | 18.770 kg |
Antrieb | 2 Flüssigkeitstriebwerke Pratt & Whitney RL10 A-4 –oder– 2 Flüssigkeitstriebwerke Pratt & Whitney RL10 A-4 – 1 |
Treibstoff | Flüssigwasserstoff + Flüssigsauerstoff |
Vakuumschub | 181,5 kN (RL10 A-4) –oder– 198,4 kN (RL10 A-4 – 1) |
spezifischer Impuls (Vakuum) | 449,0 s (RL10 A-4) |
Brenndauer | 370 s |
Nutzlastverkleidung | |
Länge | 12,01 m |
max. Durchmesser | ca. 4,2 m |
Konstruktionsmasse | 2.087 kg |